JP5032480B2 - Energy protection equipment for aircraft - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、航空機、特に４つのエンジン付き航空機用のエネルギー保護装置に関する。 The present invention relates to an energy protection device for aircraft, in particular for four-engine aircraft.
更に正確に言えば、上記の装置は、特に地上に近い航空機の安全を脅かし得うる低エネルギー状況(低速度、高入射、弱いエンジン推力)から航空機を守るのを意図するものである。 More precisely, the device described above is intended to protect the aircraft from low energy situations (low speed, high incidence, weak engine thrust), which may threaten the safety of the aircraft, especially near the ground.
一般に、そのような装置は、通常、
− 各エンジンが最大推力を与えるようにこれらのエンジンを自動的に制御する保護作用を、トリガーされると作動させるためのトリガーできる制御手段と、
− 複数個のパラメータを自動的に監視し、これらのパラメータに依存するトリガー条件が満足されると上記の制御手段を自動的にトリガーするトリガー手段と
からなる。
In general, such devices are usually
-Triggerable control means for actuating when triggered when the protective action automatically controls these engines to give each engine maximum thrust;
A trigger means for automatically monitoring a plurality of parameters and automatically triggering the control means when a trigger condition dependent on these parameters is satisfied;
然し、上記の保護作用を作動させると航空機の各エンジンに最大推力が生じるため、これらのエンジンの１つが故障すると問題が生じる。事実、この場合、上記の保護作用は推力の不均衡を生じる。即ち航空機の一側(１つの翼の下方)に生じた推力が他側(他方の翼の下方)に生じたものよりはるかに大きくなる。これにより大きな偏揺れ運動をもたらし、この結果横方向制御が難しくなり、航空機にとって安全性に大きな問題を生じる。 However, activating the above-described protective action causes maximum thrust in each engine of the aircraft, which causes problems if one of these engines fails. In fact, in this case, the above protective action results in a thrust imbalance. That is, the thrust produced on one side of the aircraft (below one wing) is much greater than that produced on the other side (below the other wing). This results in a large yaw movement, which results in difficult lateral control and creates a major safety issue for the aircraft.
又、上記の状況を回避するため、上記のタイプの保護装置は、一般に、更に
− 上記全てのエンジンの故障を検知するための検知手段と、
− この検知手段と連結されていて、上記のトリガー手段を阻止、よって上記の保護作用を非作動にすることのできる阻止手段と
を備える。
Also, in order to avoid the above situation, the above-mentioned type of protective device generally comprises:-detection means for detecting all the engine failures;
A blocking means connected to the detection means and capable of blocking the trigger means and thus deactivating the protective action;
上記の阻止手段は、通常、上記の検知手段がエンジンの１つが故障したと検知するやいなや上記のトリガー手段を阻止し、これにより上記の問題を回避できるように作成されている。 The blocking means is usually designed to prevent the triggering means as soon as the detecting means detects that one of the engines has failed, thereby avoiding the above problem.
然し、そのような解決策は保護装置の利用可能性を大きく減少させ、少なくとも１つのエンジンが故障すると、航空機は最早エネルギー保護を有さなくなる。 However, such a solution greatly reduces the availability of the protection device, and if at least one engine fails, the aircraft no longer has energy protection.
本発明の目的はこれらの短所を克服することであり、航空機の各翼に少なくとも１つのエンジンが配置されており、少なくとも１つの追加のエンジンを有する航空機用のエネルギー保護装置に関する。この装置では、航空機の安全が維持される使用範囲が広げられている。 The object of the present invention is to overcome these disadvantages and relates to an energy protection device for aircraft having at least one engine on each wing of the aircraft and having at least one additional engine. In this device, the range of use in which the safety of the aircraft is maintained is expanded.
この目的のため、このタイプの装置は
− 上記のエンジンの故障を検知するための検知手段と、
− トリガーされた際に作動してエンジンが最大推力を生じるように自動的に制御する保護作用をなすトリガーできる制御手段と、
− 複数個のパラメータを自動的に監視し、監視されたこれらのパラメータに依存するトリガー条件が満足されると上記の制御手段を自動的にトリガーするトリガー手段と、
− 上記の検知手段と連結されていて、上記の保護作用の作動を阻止するため上記のトリガー手段に作用できる阻止手段と、
からなり、
− 上記の阻止手段は、航空機の各翼の一方の翼に配置されているエンジンの全てが同時に故障した場合のみ、上記の保護作用の作動を阻止するように作成されており、
− 上記の制御手段は、航空機の各翼に配置されているエンジンの一部が故障している際には、それがトリガーされると、故障した可能性のあるエンジンの数と位置とにより、航空機(Ａ)の胴体に対し起こり得る推力の不均衡を最小にするように、故障しなかったエンジンの少なくとも幾つかを制御するように作成されていることを特徴とする。
For this purpose, this type of device comprises a detection means for detecting engine failures as described above,
- control means for the engine to operate when the trigger can trigger forms a protective effect of automatically controlled to produce maximum thrust,
-A trigger means for automatically monitoring a plurality of parameters and automatically triggering said control means when a trigger condition dependent on these monitored parameters is satisfied ;
A blocking means connected to the detection means and capable of acting on the trigger means to block the activation of the protective action;
Consists of
The blocking means is designed to block the protection action only when all of the engines located on one wing of each wing of the aircraft fail at the same time ;
-The above control means that when a part of the engine located on each wing of the aircraft has failed, when triggered , it depends on the number and position of the engine that may have failed. It is designed to control at least some of the engines that have not failed so as to minimize possible thrust imbalances to the fuselage of the aircraft (A).
好ましい実施例では、本発明による装置は、４つのエンジンを対に航空機の翼に配置されている航空機に適用される。この場合、上記の阻止手段は、よって、航空機の共通の翼に配置されている2つのエンジンが同時に故障した場合のみその保護作用の作動を阻止するように作成されている。 In a preferred embodiment, the device according to the invention is applied to an aircraft in which four engines are arranged in pairs on an aircraft wing. In this case, the blocking means is thus designed to block the protective action only if two engines arranged on a common wing of the aircraft fail at the same time.
よって、本発明によれば、エネルギー保護作用は、共通の翼に位置する２つのエンジンが同時に故障し、このような状況により生じた不均衡が航空機の横制御には危険なものとなる場合のみ阻止される。これによりこの保護作用を阻止するケースの数をかなり減少することができる。従って、本発明による保護装置は、特に１つのエンジンが故障した場合、あるいは異なる翼に配置されている２つのエンジンが故障した場合には上記のタイプの通常の装置よりはるかに広い使用範囲を有する。 Thus, according to the present invention, the energy protection is only possible when two engines located in a common wing fail at the same time and the imbalance caused by such a situation is dangerous for the lateral control of the aircraft. Be blocked. This can significantly reduce the number of cases that prevent this protective action. Thus, the protection device according to the invention has a much wider range of use than conventional devices of the type described above, especially when one engine fails or when two engines located on different wings fail. .
更に、本発明によれば、制御手段は下記のように(航空機の胴体に対して)の起こり得る推力の不均衡を最小にするように作成されている。従って、保護作用の作動は航空機の横方向制御を乱さない。 In addition, according to the present invention, the control means are designed to minimize possible thrust imbalance (relative to the aircraft fuselage) as follows. Thus, the activation of the protective action does not disturb the lateral control of the aircraft.
上記の特徴は、よって、一般的におよび上記のタイプの通常のエネルギー保護装置に対する両面において航空機の安全を増すことができる。 The above features can thus increase aircraft safety, both in general and over conventional energy protection devices of the type described above.
好ましい実施例では、上記の制御手段は、トリガーされると、(最大推力を得るため)
− どのエンジンも故障していなければ、４つの全てのエンジンを、
− 外側の１つのエンジンが故障すると、胴体の両側の２つの内側のエンジンのみを、
− 内側の１つのエンジンが故障すると、胴体の両側の２つの外側のエンジンのみを、
− 外側の２つのエンジンが故障すると、胴体の両側の２つの内側のエンジンを、
− 内側の２つエンジンが故障すると、胴体の両側の２つの外側のエンジンを、
− 第１の翼の内側エンジンと第２の翼の外側エンジンが故障すると、故障していない２つのエンジンを
制御するように作成されている。
In a preferred embodiment, the above control means, when triggered, (to obtain maximum thrust)
-If no engine is broken, all four engines
-If one outer engine fails, only the two inner engines on both sides of the fuselage
-If one inner engine fails, only the two outer engines on both sides of the fuselage
-If the two outer engines fail, the two inner engines on both sides of the fuselage
-If the two inner engines fail, the two outer engines on both sides of the fuselage
-Created to control two non-failed engines when the first wing inner engine and the second wing outer engine fail.
本発明による装置は又３つのエンジンを付けた航空機にも適用され、この航空機では、その両翼の各々に１つのエンジンがそして胴体に追加のエンジンが配置されている。この場合、上記の阻止手段は、上記の両翼に配置されているエンジンの少なくとも１つが故障した場合のみその保護作用の作動を阻止するように作成されているのが望ましい。 The device according to the invention also applies to an aircraft with three engines, with one engine on each of its wings and an additional engine on the fuselage. In this case, it is desirable that the blocking means is designed to block the operation of the protective action only when at least one of the engines arranged on both wings fails.
更に、上記のトリガー手段は、航空機の入射、航空機の長手方向の姿勢、航空機のピッチ速度、航空機の速度とその減速率、航空機のマッハ数、航空機のスラットとフラップとの位置、航空機の電波高度(地上に対する高度)と、操縦桿の位置と、エンジン・パラメータ(エンジン速度)等のパラメータの少なくとも幾つかを測定し、エンジンの故障を検知できる複数個のセンサと連携しているのが望ましい。 Further, the trigger means includes aircraft incidence, aircraft longitudinal attitude, aircraft pitch speed, aircraft speed and its deceleration rate, aircraft Mach number, aircraft slat and flap position, aircraft radio altitude. It is desirable to measure at least some parameters such as (altitude relative to the ground), control stick position, engine parameters (engine speed), etc., and cooperate with multiple sensors that can detect engine failure.
上記の検知手段と上記のセンサとは１つで同じ検知ユニットの１部でもよい。 One detection means and one sensor may be part of the same detection unit.
好ましい実施例では、上記のトリガー手段は、トリガー条件として、
− トリガー要求に関する第１条件と、
− トリガー許可に関する第２条件とであって、
トリガーを生じるため同時に満足されなければならないもの
を考慮する。
In a preferred embodiment, the above trigger means is as a trigger condition:
-The first condition on the trigger request;
-A second condition regarding trigger permission,
Consider what must be satisfied at the same time to generate a trigger.
この場合、上記の第１条件は、
− 航空機の入射が第１入射値より大きいか等しく、低エネルギー状態が所定期間作動しており、
− 航空機の入射が第２の所定入射値より大きいか等しく、
− 入射保護手段が係合していて、航空機の制御部材がノーズアップ(機首上げ)停止に近い位置にあり、
− 航空機の姿勢が所定の姿勢値より大きく、制御部材がノーズアップ停止に近い位置にある、
の状況の少なくとも１つが確認されれば、満足されるのが望ましい。
In this case, the above first condition is
-The aircraft incident is greater than or equal to the first incident value and the low energy state has been active for a certain period of time;
The aircraft incidence is greater than or equal to the second predetermined incidence value;
-The incident protection means is engaged and the aircraft control member is near the nose-up stop;
-The aircraft's attitude is greater than the predetermined attitude value and the control member is close to nose-up stop;
It is desirable that at least one of the following conditions be confirmed.
更に、上記の第２条件は、
− 地上に対する航空機の高度が着陸時点での所定の高度値より大きく、
− 航空機のマッハ数が所定のマッハ数未満であり、
− ＡＤＲ(“Air Data Reference”空気データ基準)ユニットと、ＩＲＳ(“Intertial Reference System”慣性基準システム)システムと、無線高度計と、空気速度決定手段と、入射角の決定手段のような航空機の複数の特定のシステムが有効である
という状況の全てが同時に確認されれば満足されるのが望ましい。
Furthermore, the second condition is as follows:
-The aircraft's altitude relative to the ground is greater than the predetermined altitude at the time of landing;
-The aircraft's Mach number is less than the prescribed Mach number;
A plurality of aircraft such as ADR (“Air Data Reference”) units, IRS (“Intertial Reference System” inertial reference system) systems, wireless altimeters, air velocity determining means, and incident angle determining means; It is desirable to be satisfied if all of the circumstances in which a particular system is effective are confirmed at the same time.
更に、本発明によるエネルギー保護装置は、操作者が操作でき、操作されると、上記の保護作用を非作動にするように作成されている少なくとも１つの手段を更に備える。この手段は、特に、プッシュ釦、スクリーンと組み合わされた制御手段と、あるいは、例えば、アイドリング位置に置くことの出来る推力制御レバーであってよい。 Furthermore, the energy protection device according to the invention further comprises at least one means that is operable to be operated by the operator and is designed to deactivate the protective action when operated. This means may in particular be a control means combined with a push button, a screen or, for example, a thrust control lever that can be placed in the idling position.
更に、上記の制御手段は、上記の保護作用が作動している際、故障していないエンジンの少なくとも幾つかを制御し、故障していないエンジンの各々が (最大離陸推力として知られている)離陸用最大推力あるいは旋回用最大推力を提供するするように作成されているのが望ましい。 In addition, the control means controls at least some of the engines that have not failed when the protective action is in effect, each of the engines that has not failed (known as the maximum takeoff thrust). Desirably, it is designed to provide maximum take-off thrust or maximum turn thrust.
添付図面の図により本発明がどのように実施されるかが良く理解される。これらの図中同一符号は同一要素を示す。 The figures of the attached drawings will give a better understanding of how the invention is implemented. In these drawings, the same reference numerals indicate the same elements.
図１に線描されている本発明による装置１は、４つのエンジン、Ｍ１、Ｍ２、Ｍ３、Ｍ４を備えた航空機Ａ用のエネルギー保護装置である。もっと一般的に言えば、装置１は、航空機Ａの安全を危険に晒す、特に地上に近づける低エネルギー状況(低速度、高入射、低エンジン推力)から航空機Aを保護するのを意図するものである。 The device 1 according to the invention depicted in FIG. 1 is an energy protection device for aircraft A with four engines, M1, M2, M3, M4. More generally speaking, the device 1 is intended to protect the aircraft A from low energy situations (low speed, high incidence, low engine thrust) that endanger the safety of the aircraft A, especially close to the ground. is there.
これをするため、上記の装置１は、
− 上記のエンジンＭ１、Ｍ２、Ｍ３およびＭ４の全ての故障を検知するための例えば、検知ユニット２の１部を形成する検知手段と、
− 各エンジンが最大推力を与えるため、発せられた推力を修正するようにこれらのエンジンＭ１、Ｍ２、Ｍ３およびＭ４を自動的に制御する保護作用を、トリガーされると作動するように作成されたトリガーできる制御手段３であって、このため、特に、上記のエンジンＭ１、Ｍ２、Ｍ３およびＭ４の燃料供給を修正することにより、エンジンＭ１、Ｍ２、Ｍ３およびＭ４により与えられた推力を修正するための通常の手段４にリンクＬにより連結されているものと、
− リンク５と７とにより、上記の検知ユニット２と制御手段３とに、それぞれ、連結されており、(以下の)複数個のパラメータを自動的に監視し、これらのパラメータに依存する(以下に記載の)トリガー条件が満足されると上記の制御手段３を自動的にトリガーするように作成されているトリガー手段６と、
− 上記のトリガー手段６と、例えば、これに統合されることにより連結されていて、上記の保護作用の作動を阻止するため上記のトリガー手段６に作用できる阻止手段８と
からなる通常のタイプのものである。
In order to do this, the device 1 described above
A detection means for forming part of the
-Protective action that automatically controls these engines M1, M2, M3 and M4 to modify the thrust generated, as each engine gives maximum thrust, was created to operate when triggered Control means 3 that can be triggered, and therefore to modify the thrust provided by the engines M1, M2, M3 and M4, in particular by modifying the fuel supply of the engines M1, M2, M3 and M4 described above. Are connected to the usual means 4 by a link L;
-Are linked to the
A conventional type comprising the trigger means 6 and a blocking means 8 which is connected, for example, integrated therewith, and can act on the trigger means 6 to prevent the activation of the protective action; Is.
保護作用が非作動あるいはその作動が阻止されていれば、航空機の色々のエンジンＭ１、Ｍ２、Ｍ３およびＭ４は、勿論、特に、航空機Ａのパイロットにより出される通常の指令に従って通常の方法で制御される。 If the protective action is not activated or prevented, the various engines M1, M2, M3 and M4 of the aircraft are of course controlled in the usual way, in particular according to the usual commands issued by the pilot of the aircraft A. The
本発明によれば、特に、装置１の使用範囲を増加させるために、航空機Ａの安全を維持しつつ、
− 航空機Ａの共通の翼ＢあるいはＣに配置されている２つのエンジンが同時に故障した場合のみ上記の保護作用の作動を阻止する(即ち、この作用の使用を阻止あるいは停止する)ように上記の阻止手段８が作成されており、
− 上記の制御手段３は、それらが上記のトリガー手段６によりトリガーされると、故障した可能性のあるエンジンの数と翼ＢとＣ上の位置とにより、同時に、
・ 最大推力を得るためと、
・ 図２中、軸Ｘ−Ｘにより示されている航空機Ａの胴体に対し起こり得る推力の不均衡を最小にするように、
その時、故障しなかったエンジンの少なくとも幾つかを制御するように作成されている。
According to the present invention, in particular, in order to increase the range of use of the device 1, while maintaining the safety of the aircraft A,
-The above-mentioned protective action is prevented only when two engines located on a common wing B or C of aircraft A fail at the same time (ie the use of this action is blocked or stopped); Blocking means 8 has been created,
-The control means 3 above, when they are triggered by the trigger means 6 above, at the same time, depending on the number of engines that may have failed and the position on the wings B and C,
・ To obtain maximum thrust,
In order to minimize any possible thrust imbalance on the fuselage of aircraft A, indicated by axis XX in FIG.
At that time, it is designed to control at least some of the engines that have not failed.
よって、本発明によれば、航空機Ａの共通翼ＢあるいはＣに位置する２つのエンジンが同時に故障し、このような状況により起こり得る推力不均衡の減少を不可能にする場合のみ保護作用が阻止される。上記の特徴により、この保護作用の阻止のケースの数をかなり減少できる。従って、本発明による保護装置１は通常の装置よりはるかに広い使用範囲を有し、特に、１つのエンジンが故障した場合、あるいは航空機Ａの異なる翼に配置されている２つのエンジンが故障した場合作動する。 Thus, according to the present invention, the protective action is blocked only when the two engines located on the common wing B or C of the aircraft A fail at the same time, making it impossible to reduce the thrust imbalance that can be caused by such a situation. Is done. With the above features, the number of cases of blocking this protective action can be considerably reduced. Thus, the protective device 1 according to the invention has a much wider range of use than a normal device, in particular when one engine fails or when two engines located on different wings of the aircraft A fail. Operate.
更に、本発明によれば、制御手段３は、以下に記載のように、[航空機Ａの胴体(Ｘ−Ｘ)に対し]起こり得る推力の不均衡を最小にするように作成されている。従って、保護作用の作動は航空機Ａの横方向制御を乱さない。 Furthermore, according to the present invention, the control means 3 is designed to minimize the possible thrust imbalance [relative to the fuselage of aircraft A (XX)] as described below. Thus, the activation of the protective action does not disturb the lateral control of aircraft A.
よって、上記の特徴により航空機Ａの安全を、一般の方法と通常のエネルギー保護装置と比較しての両面で増加できる。 Therefore, the safety of the aircraft A can be increased by both of the features described above in comparison with a general method and a normal energy protection device.
特定の実施例では、上記の検知ユニット２は、
航空機Ａの入射、航空機Ａの長手方向の姿勢、航空機Ａのピッチ速度、航空機Ａの速度とその減速率、航空機Ａのマッハ数、航空機Ａのスラットとフラップとの位置、航空機Ａの電波高度(地上に対する高度)、操縦桿の位置、エンジン・パラメータ(エンジン速度)等のパラメータ(トリガー手段６によって監視される)の少なくとも幾つかをそれぞれ測定し、エンジンの故障を検知できる複数個のセンサＣ１、Ｃ２、……、Ｃｎからなる。
In a particular embodiment, the
Aircraft A incident, Aircraft A longitudinal attitude, Aircraft A pitch speed, Aircraft A speed and deceleration, Aircraft A Mach number, Aircraft A slat and flap position, Aircraft A radio altitude ( A plurality of sensors C1, each of which measures at least some of parameters (monitored by the trigger means 6) such as altitude relative to the ground), control stick position, engine parameters (engine speed), etc. C2, ..., Cn.
更に、上記のトリガー手段６は、トリガー条件として、
− パイロットの動作と航空機Ａの状況を示すパラメータに基づく、保護作用をトリガーするという要求に関する第１条件と、
− 航空機Ａと上記の航空機Ａのシステムのパラメータに基づく、保護作用をトリガーする許可に関する第２条件と
を考慮する。
Furthermore, the trigger means 6 described above is as a trigger condition.
A first condition relating to a request to trigger a protective action, based on parameters indicating the operation of the pilot and the status of aircraft A;
Taking into account the second condition for the authorization to trigger the protective action, based on the aircraft A and the parameters of the system of the aircraft A described above;
これら第１および第２の条件は制御手段３をトリガーさせるためには同時に満足されなければならない。 These first and second conditions must be satisfied at the same time in order to trigger the control means 3.
特定の実施例では、上記の第１条件は、以下の状況、Ａ／、Ｂ／、Ｃ／、およびＤ／の少なくとも１つが満足されれば、満足される。
Ａ／ 航空機Ａの入射が第１入射値より大きいか等しく、低エネルギー状態が所定期間作動しており、
Ｂ／ 航空機Ａの入射が第２の所定入射値より大きいか等しく、
Ｃ／ 入射保護手段が係合していて、制御部材がノーズアップ(機首上げ)停止に近い位置にあり、
Ｄ／ 航空機Ａの姿勢が所定の姿勢値より大きく、制御部材がノーズアップ停止に近い位置にある。
In certain embodiments, the first condition is satisfied if at least one of the following situations is satisfied: A /, B /, C /, and D /.
A / The incidence of aircraft A is greater than or equal to the first incidence value and the low energy state has been active for a predetermined period of time,
B / The incidence of aircraft A is greater than or equal to the second predetermined incidence value,
C / The incident protection means is engaged, and the control member is close to the nose-up stop.
D / The attitude of the aircraft A is larger than the predetermined attitude value, and the control member is in a position close to the nose-up stop.
上記の状況Ａ／に関しては、
− 航空機Ａの入射が航空機の入射αavionと動的値αdとの合計に対応する。この動的値αdは、航空機Ａの減速、航空機Ａの強風条件あるいはピッチ速度条件を考慮する位相リード期間であり、よって入射角の短期間の増加を予想し、
− 上記の第１入射値は、航空機Ａの操縦可能性の制約と保護作用の有効性との妥協点として決定され、例えば、航空機Ａのスラットとフラップとの位置とマッハ数とに依存し、
− 上記の所定の期間は、しばしば旋回することになるのでパイロットは消極的に考える保護作用をトリガーする前に(エンジンの速度には影響の無い、例えば、音響のみである低エネルギー状態の第１の検知から始まる)パイロットが反応するのに十分な時間を有する遅れを示す。
Regarding situation A / above,
The incidence of aircraft A corresponds to the sum of the aircraft incidence αavion and the dynamic value αd; This dynamic value αd is a phase lead period that takes into account the deceleration of the aircraft A, the strong wind condition or the pitch speed condition of the aircraft A, and therefore predicts a short-term increase in the incident angle,
The first incident value is determined as a compromise between the maneuverability constraints of aircraft A and the effectiveness of the protective action, for example depending on the position of the slats and flaps of aircraft A and the Mach number;
-The pilot will often turn during the predetermined period of time described above before triggering a passive protective action (which does not affect the engine speed, for example the first in a low energy state that is acoustic only). It shows a delay with enough time for the pilot to respond.
状況Ｂ／については、上記の第２の入射値は最大と考えられる入射に対応し、再度、航空機Ａの失速入射に対する許容マージンを与え、上記の第１入射値より高く、例えば、スラットおよびフラップの位置と航空機Ａのマッハ数との関数として決定される。 For situation B /, the second incident value corresponds to the incidence that is considered to be the maximum, again giving an allowance margin for the stall incidence of aircraft A and higher than the first incident value, eg slats and flaps As a function of the Mach number of aircraft A.
更に、上記の第２条件は、以下の状況、Ｅ／、Ｆ／およびＧ／の全てが同時に満足されれば満足されるのが望ましい。
Ｅ／ 地上に対する航空機Ａの高度が着陸時点での所定の高度値より大きく、
Ｆ／ 航空機Ａのマッハ数が所定のマッハ数値未満であり、
Ｇ／ ＡＤＲユニット(“Air Data Reference” 空気データ基準)と、ＩＲＳシステム(“Intertial Reference System”慣性基準システム)と、無線高度計と、空気速度決定手段と、航空機Ａの入射角の決定手段のような航空機の複数の特定のシステムが有効である。
Furthermore, it is desirable that the second condition is satisfied if all of the following situations, E /, F /, and G / are satisfied at the same time.
E / The altitude of aircraft A relative to the ground is greater than the predetermined altitude value at the time of landing,
F / The Mach number of Aircraft A is less than the predetermined Mach number,
Like G / ADR unit ("Air Data Reference" air data reference), IRS system ("Intertial Reference System" inertial reference system), wireless altimeter, air velocity determining means, and aircraft A incident angle determining means A number of specific systems of aircraft are effective.
上記の状況Ｅ／に関する条件ゆえ、保護作用は、地上で、および航空機Ａがあまりに地上に近すぎると着陸中でさえ、阻止される。 Due to the conditions for the situation E / above, the protective action is prevented on the ground and even when landing when the aircraft A is too close to the ground.
更に、本発明による装置１は、操作者が操作でき、操作されると、上記の保護作用を非作動にするように作成されている、上記の制御手段３(あるいは上記のトリガー手段６)に、例えば、リンク１０により連結されている少なくとも１つの手段９を備える。よって、パイロットは何時でも上記の保護作用を非作動にできる。例として、この手段９は、
− プッシュ釦、
− スクリーン、例えば、ＦＣＵ(“Flight Control Unit”飛行制御ユニット)タイプのスクリーンと組み合わされた制御手段と、
− 保護作用を非作動にするため、例えば、アイドリングに設定出来る推力制御レバーであってよい。
Furthermore, the device 1 according to the present invention can be operated by an operator, and when operated, the control means 3 (or the trigger means 6), which is prepared so as to deactivate the protective action described above. For example, it comprises at least one means 9 connected by a
-Push buttons,
-Control means combined with a screen, for example an FCU ("Flight Control Unit") flight type screen;
A thrust control lever that can be set to idling, for example, to deactivate the protective action.
上記の装置１は、又、リンク１２により上記の制御手段３に連結されており、航空機Ａのパイロットに、例えば、ＰＤＦ(“Pimary Flight Display”主飛行表示)スクリーンのようなスクリーンに適切なメッセージを表示することにより、保護作用の作動を警告するメッセージを表示できる表示手段１１を備える。
The device 1 is also connected to the control means 3 by means of a
更に、上記の制御手段３は、上記の保護作用が作動している際、故障していないエンジンの少なくとも幾つかを制御し、故障していないエンジンの各々が離陸用あるいは旋回用に最大推力を提供するするように作成されている。 Furthermore, the control means 3 controls at least some of the non-failed engines when the protective action is activated, and each non-failed engine has a maximum thrust for takeoff or turning. Has been created to provide.
前記のように、保護作用は、上記の適切な条件が満足される毎にトリガーされる。更に、この保護作用は、航空機Ａの共通の翼ＢあるいはＣに位置する２つのエンジンが同時に故障した場合のみ阻止される。 As mentioned above, the protective action is triggered each time the appropriate conditions are met. Furthermore, this protective action is only blocked if two engines located in a common wing B or C of aircraft A fail simultaneously.
図２から９は起こり得る異なる状況を略示し、各状況時点での翼ＢとＣとを有する航空機Ａを示す。各翼Ｂ、Ｃは航空機Ａの胴体(Ｘ−Ｘ)に対する外側エンジンＭ１、Ｍ４と、この胴体に対する内側エンジンＭ２、Ｍ３とからなる。これら図２から図９において、上記のエンジンＭ１、Ｍ４は
− 対応するエンジンが故障すると、例えば、図３中のエンジンＭ１のように、クロス(Ｘ)を伴う円、
− 対応するエンジンが本発明により最大パワーで制御されている際には、そのような制御は、例えば、図３中のエンジンＭ２、Ｍ３に対し示されているように、対応する推力(あるいは牽引)を示す矢印Ｅを伴う黒円、
− 対応するエンジンが故障しておらず、例えば、図３のエンジンに対し示されているように、通常の指令を示すパワーを生じ続けるように、本発明により制御される場合は、黒く塗りつぶされない、単なる円、
の形態で示されている。
FIGS. 2 to 9 schematically illustrate the different situations that can occur, showing an aircraft A with wings B and C at each situation point. Each wing B, C consists of an outer engine M1, M4 for the fuselage (XX) of aircraft A and an inner engine M2, M3 for this fuselage. 2 to 9, the above-described engines M1 and M4 are:-When the corresponding engine fails, for example, a circle with a cross (X) like the engine M1 in FIG.
-When the corresponding engine is controlled at maximum power according to the present invention, such control is achieved, for example, as shown for the engines M2, M3 in FIG. Black circle with arrow E indicating),
-If the corresponding engine has not failed and is controlled by the present invention to continue to produce power indicating a normal command, for example as shown for the engine in FIG. No, just a circle,
It is shown in the form of
本発明によれば、上記の制御手段３は、トリガーされると、最大推力を得るため、
− どのエンジンも故障していなければ、図２に示されているように、４つの全てのエンジンＭ１からＭ４を、
− 外側の１つのエンジンＭ１が故障すると、図３に示されているように、胴体(Ｘ−Ｘ)の両側の２つの内側のエンジンＭ２とＭ３のみを、
− 内側の１つのエンジンＭ２が故障すると、図４に示されている胴体(Ｘ−Ｘ)の両側の２つの外側のエンジンＭ１とＭ４のみを、
− 内側の２つのエンジンＭ２とＭ３とが故障すると、図５に示されているように、胴体の両側の２つの外側のエンジンＭ１とＭ４とを、
− 外側の２つエンジンＭ１とＭ４とが故障すると、図６に示されているように、胴体の両側の２つの内側のエンジンＭ２とＭ３とを、
− 第１の翼Ｃの内側エンジンＭ３と第２の翼Ｂの外側エンジンＭ１が故障すると、故障していない２つのエンジンＭ２とＭ４とを
制御するように作成されている。
According to the present invention, when the control means 3 is triggered, in order to obtain the maximum thrust,
-If no engine has failed, all four engines M1 to M4, as shown in FIG.
-If one outer engine M1 fails, only the two inner engines M2 and M3 on both sides of the fuselage (XX), as shown in FIG.
-If one inner engine M2 fails, only the two outer engines M1 and M4 on both sides of the fuselage (XX) shown in FIG.
-If the two inner engines M2 and M3 fail, the two outer engines M1 and M4 on both sides of the fuselage, as shown in FIG.
-If the two outer engines M1 and M4 fail, the two inner engines M2 and M3 on both sides of the fuselage, as shown in FIG.
-When the inner engine M3 of the first wing C and the outer engine M1 of the second wing B fail, the two engines M2 and M4 that are not in failure are controlled.
要するに、保護作用のトリガーに関する条件が満足されると、
− どのエンジンも故障していなければ、図２に示されているように、全てのエンジンが最大推力で制御され、こうして対称の推力が得られ、
− ２つのエンジンが故障しているが、共通の翼Ｂ、Ｃには無い場合、残りの２つのエンジンは図７に示されているように、最大推力で制御され、この結果、僅かな推力不均衡が生じる。
In short, once the conditions for protection triggers are met,
-If no engine has failed, as shown in Figure 2, all engines are controlled with maximum thrust, thus obtaining symmetrical thrust,
-If the two engines are faulty but not in common wings B and C, the remaining two engines are controlled at maximum thrust as shown in FIG. An imbalance occurs.
共通の翼の２つのエンジンが故障すると、保護作用は阻止される。これは、図８に示されているように、２つのエンジンＭ１とＭ２のみが故障している、あるいは図９に示されているように、３つのエンジンＭ１、Ｍ３およびＭ４が故障している場合である。 If two common wing engines fail, the protective action is blocked. This is because only two engines M1 and M2 have failed, as shown in FIG. 8, or three engines M1, M3 and M4 have failed, as shown in FIG. Is the case.
４つエンジンＭ１からＭ４の全てのエンジンが同時に故障した場合勿論問題は起こらない。 Of course, no problem occurs if all four engines M1 to M4 fail at the same time.
本発明によるエネルギー保護装置は又３つのエンジン、その内の２つのエンジンは翼下に、残り１つのエンジンは胴体上に備えた航空機（図示略）にも適用される。胴体上のエンジンが故障すると、２つの翼下のエンジンに対しエネルギー保護作用を作動させるようになされており、このため、上記のエネルギー保護装置を阻止する手段が、上記の翼下のエンジンの少なくとも１つが故障した場合のみ上記の保護作用の作動を阻止するように作成されている。 The energy protection device according to the present invention also applies to three engines, two of which are under the wing and the other engine is on the fuselage (not shown). When the engine on the fuselage fails, energy protection is activated for the engines below the two wings, so that means for blocking the energy protection device are provided for at least one of the engines below the wings. It is designed to prevent the above protective action from being activated only when a failure occurs.
Ａ…航空機、Ｂ・Ｃ…航空機の翼、Ｍ１・Ｍ２・Ｍ３・Ｍ４…エンジン、Ｃ１・Ｃ２・Ｃｎ…センサ、１…エネルギー保護装置、２…検知手段、３…制御手段、６…トリガー手段、８…阻止手段、９…保護作用非作動手段。 A: Aircraft, B / C: Aircraft wing, M1, M2, M3, M4 ... Engine, C1, C2, Cn ... Sensor, 1 ... Energy protection device, 2 ... Detection means, 3 ... Control means, 6 ... Trigger means , 8... Blocking means, 9.
Claims (11)
− 上記のエンジン(Ｍ１〜Ｍ４)の故障を検知するための検知手段(２)と、
− トリガーされた際に作動してエンジン(Ｍ１〜Ｍ４)が最大推力を生じるように自動的に制御する保護作用をなすトリガーできる制御手段(３)と、
− 複数個のパラメータを自動的に監視し、これら監視されたパラメータに依存するトリガー条件が満足されると上記の制御手段(３)を自動的にトリガーするトリガー手段(６)と、
− 上記の検知手段(２)と連結されていて、上記の保護作用の作動を阻止するため上記のトリガー手段(６)に作用できる阻止手段(８)と
からなり、
− 上記の阻止手段(８)は、航空機(Ａ)の各翼(Ｂ、Ｃ)の一方の翼に配置されているエンジンの全てが同時に故障した場合のみ、上記の保護作用の作動を阻止するように作成されており、
− 上記の制御手段(３)は、航空機(Ａ)の各翼(Ｂ、Ｃ)に配置されているエンジンの一部が故障している際には、それがトリガーされると、故障した可能性のあるエンジンの数と位置とにより、航空機(Ａ)の胴体に対し起こり得る推力の不均衡を最小にするように、故障しなかったエンジンの少なくとも幾つかを制御するように作成されていることを特徴とする航空機用のエネルギー保護装置。Energy protection device for an aircraft (A) having at least one additional engine (M2, M4), wherein at least one engine (M1, M3) is arranged on each wing (B, C) of the aircraft (A) So this device (1)
A detection means (2) for detecting a failure of the engine (M1 to M4),
- control means for operating upon being triggered engine (M1 to M4) can trigger forms a protective effect of automatically controlled to produce maximum thrust and (3),
A trigger means (6) for automatically monitoring a plurality of parameters and automatically triggering the control means (3) when a trigger condition dependent on the monitored parameters is satisfied ;
A blocking means (8) connected to the detection means (2) and capable of acting on the trigger means (6) to block the operation of the protective action;
-The blocking means (8) blocks the operation of the protective action only when all of the engines arranged on one wing (B, C) of the aircraft (A) fail at the same time. Is created as
-The above control means (3) may be broken if a part of the engine located on each wing (B, C) of the aircraft (A) is broken Depending on the number and location of the engine, it is designed to control at least some of the engines that have not failed to minimize possible thrust imbalances to the fuselage of the aircraft (A). An energy protection device for an aircraft.
− どのエンジンも故障していなければ、４つの全てのエンジン(Ｍ１〜Ｍ４)を、
− 外側の１つのエンジン(Ｍ１、Ｍ４)が故障すると、胴体(Ｘ−Ｘ)の両側の２つの内側のエンジン(Ｍ２、Ｍ３)のみを、
− 内側の１つのエンジン(Ｍ２、Ｍ３)が故障すると、胴体(Ｘ−Ｘ)の両側の２つの外側のエンジン(Ｍ１、Ｍ４)のみを、
− 外側の２つのエンジン(Ｍ１、 Ｍ４)とが故障すると、胴体の両側の２つの内側のエンジン(Ｍ２、Ｍ３)とを、
− 内側の２つエンジン(Ｍ２、Ｍ３)が故障すると、胴体の両側の２つの外側のエンジン(Ｍ１、Ｍ４)とを、
− 第１の翼(Ｃ)の内側エンジン(Ｍ３)と第２の翼(Ｂ)の外側エンジン(Ｍ１)が故障すると、故障していない２つのエンジン(Ｍ２、Ｍ４)とを
制御するように作成されていることを特徴とする請求項２に記載した航空機用のエネルギー保護装置。When the control means (3) is triggered,
-If no engine is broken, all four engines (M1-M4)
-If one outer engine (M1, M4) fails, only two inner engines (M2, M3) on both sides of the fuselage (XX)
-If one inner engine (M2, M3) fails, only the two outer engines (M1, M4) on both sides of the fuselage (XX)
-If the two outer engines (M1, M4) fail, the two inner engines (M2, M3) on both sides of the fuselage
-If the two inner engines (M2, M3) fail, the two outer engines (M1, M4) on both sides of the fuselage
-When the inner engine (M3) of the first wing (C) and the outer engine (M1) of the second wing (B) fail, the two non-failed engines (M2, M4) are controlled. The aircraft energy protection device according to claim 2, wherein the energy protection device is used.
− トリガー要求に関する第１条件と、
− トリガー許可に関する第２条件と
を考慮することを特徴とする請求項１〜５のいずれか１項に記載した航空機用のエネルギー保護装置。The above trigger means (6) must be satisfied at the same time to generate a trigger as a trigger condition,
-The first condition on the trigger request;
The energy protection device for an aircraft according to any one of claims 1 to 5, wherein a second condition relating to trigger permission is taken into consideration.
− 航空機(Ａ)の入射が第１入射値より大きいか等しく、低エネルギー状態が所定期間作動しており、
− 航空機(Ａ)の入射が第２の所定入射値より大きいか等しく、
− 入射保護手段が係合していて、航空機(Ａ)の制御部材がノーズアップ(機首上げ)停止に近い位置にあり、
− 航空機(Ａ)の姿勢が所定の姿勢値より大きく、制御部材がノーズアップ停止に近い位置にある
の少なくとも１つが確認されれば、満足されることを特徴とする請求項６に記載した航空機用のエネルギー保護装置。The first condition is as follows:
-The incidence of the aircraft (A) is greater than or equal to the first incidence value and the low energy state has been operating for a period of time;
The incident of the aircraft (A) is greater than or equal to the second predetermined incident value;
-The incident protection means is engaged and the control member of the aircraft (A) is close to the nose-up stop.
The aircraft according to claim 6, characterized in that it is satisfied if the attitude of the aircraft (A) is greater than a predetermined attitude value and if at least one of the control members is close to a nose-up stop is confirmed. Energy protection device.
− 地上に対する航空機(Ａ)の高度が着陸時点での所定の高度値より大きく、
− 航空機(Ａ)のマッハ数が所定のマッハ数値未満であり、
− 航空機(Ａ)の複数の特定のシステムが有効である
の全てが同時に確認されれば満足されることを特徴とする請求項６あるいは７に記載した航空機用のエネルギー保護装置。The second condition is as follows:
-The altitude of the aircraft (A) relative to the ground is greater than the predetermined altitude value at the time of landing;
-The aircraft (A) has a Mach number less than the prescribed Mach number;
The energy protection device for an aircraft according to claim 6 or 7, characterized in that it is satisfied if all the specific systems of the aircraft (A) are confirmed at the same time.
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